舰载机滑跃起飞动力学与运动学特性

2021-10-22王永庆于浩施岩

航空学报 2021年8期

王永庆，于浩，施岩

航空工业沈阳飞机设计研究所，沈阳 110031

固定翼舰载机的起飞方式是基于国家战略和技术体系的综合选择，对于不同类型的航母，舰载机的起飞方式也不同，目前舰载机在航母上起飞的方式主要有：滑跃起飞、弹射起飞和垂直/短距滑跑起飞3种[1-3]。其中滑跃起飞是指舰载机先依靠自身动力在航母水平甲板上滑跑，后经航母舰艏斜曲面甲板(又称滑跳式甲板和滑橇式甲板)，使舰载机在离舰瞬间被赋予一定的航迹倾斜角和向上的垂直分速度，从而跃入空中，实现离舰起飞[4]。

受航母甲板起飞条件与海上复杂工况的影响，舰载机滑跃起飞的动力学和运动学特性分析与设计比常规陆基起飞飞机更加复杂，是舰载机设计的重点和难点之一，但其基本手段与陆基起飞飞机是相通的，包括理论计算、数值与人在环仿真以及飞行试验等[5-8]。而滑跃起飞动力学与运动学特性影响因素的梳理及需重点关注问题的识别分析是实施上述手段，开展舰载机滑跃起飞动力学与运动学设计的前提。在介绍滑跃起飞的发展现状及趋势后，对影响滑跃起飞动力学、运动学特性的关键因素进行了全面和系统的讨论。

1 滑跃起飞技术的现状及发展趋势

1.1 发展现状

滑跃起飞技术是在20世纪70年代中期发展起来的，最早由英国海军军官道格拉斯·泰勒发明，并最先将该技术应用在“无敌级”航母上，使得“海鹞”式垂直/短距起降飞机的起飞重量、载弹量、作战半径均得到较大提升，从而增强了其作战效能[9]。意大利和印度等国海军也随后效仿，采用了滑跃起飞技术。20世纪80年代末，俄罗斯海军将空军型战斗机苏-27、米格-29和攻击机苏-25进行了少量改进后，利用滑跃起飞技术，成功地使上述三型飞机实现航母起降。几乎与此同时，美国海、空军也专门建立了斜板起飞跑道，使用F-14型舰载战斗机和F/A-18型舰载战斗/攻击机以及F-15型战斗机进行了滑跃起飞试验，以研究滑跃起飞技术带来的收益，并探索陆基常规跑道遭破坏后，利用上翘斜板进行短距紧急起飞的可能性。20世纪90年代定型的苏-33舰载机也采用滑跃起飞技术[10-11]。

目前国外采用滑跃起飞技术的国家有英国、俄罗斯、法国、西班牙、意大利、印度和泰国等。采用滑跃起飞技术的典型航母信息[12-15]如表1所示。

表1 采用滑跃起飞技术的典型航母信息汇总[12-15]

1.2 发展趋势

1) 滑跃起飞仍是未来重要的起飞方式

20世纪90年代以前采用滑跃起飞技术的航母均为小型航母，其舰载机数量和种类有限，限制了航母的远洋作战能力。但这主要是受到航空技术本身发展程度的制约，并不影响滑跃起飞技术的先进性。随着航空技术的发展，推重比接近或超过1.0的高性能飞机涌现，其起飞加速性优良，仅借助斜板即可安全、可靠起飞。1991年服役的“库兹涅佐夫”号航母采用12°斜板使得苏-27等重型飞机能够顺利起飞，显示出强大生命力[11]。

2) 发展主动跃升式起落架起飞方式

该种起飞方式主要依靠舰载机的特制起落架。这种起落架可通过电磁阀的通断，将高压气瓶中的气体充入起落架的气腔，从而使前起落架突然伸展，为飞机产生抬头力矩。

采用这种方式起飞时，飞机首先按常规方式滑跑到远低于通常抬前轮速度的特定速度，然后前起落架跃升装置开始工作，使得飞机前机身抬起，迎角增大，当飞机升力大于重力后飞机便跃起升空。

这种起落架系统灵活方便，可安装于现有飞机的起落架系统上以改善起飞性能，具有可缩短起飞滑跑距离(可达50%以上)，提高有效载荷(达25%以上)等优点，因此得到美国、法国等国家的重视，如美国在F-5A战斗机和T-38超声速教练机的前起落架上分别进行过实验室试验、方案论证和高速滑行试验，结果表明该起飞方案有进一步研究价值[16-19]。

3) 发展弹射/斜曲面甲板综合起飞技术

滑跃起飞容易实现，但对飞机起飞重量限制较大；弹射起飞允许更大起飞重量的飞机起飞，但技术复杂，且弹射系统的质量和体积较大。

弹射/斜曲面甲板综合起飞技术将弹射起飞和滑跃起飞的优点相结合，在平直甲板安装弹射器，在弹射冲程末端安装斜甲板，在弹射起飞基础上，借助斜甲板辅助作用，降低对弹射器的功率需求。研究表明，同等条件下，采用此种起飞技术能降低弹射器所需做的功，增加最大起飞重量，但要求起落架具有更高的强度[20]。

2 滑跃起飞过程及动力学和运动学特性

2.1 滑跃起飞过程

根据滑跃起飞特点，其过程可分为5个节点，4个过程。

1) 节点1：啮合

飞机主起落架轮胎与止动轮挡啮合(抵住)。重点关注：飞机被抵住后的响应及啮合受力特性。

2) 过程1：起滑准备

飞行员将油门杆调整至指定推力位置(最大状态或OP状态)，将操纵杆调整至指定配平位置(平尾配平位置)。重点关注：发动机状态是否稳定，以及平尾配平位置是否满足要求。

3) 节点2：释放

止动轮挡前翻，飞机开始滑跑。重点关注：止动轮挡载荷突卸后，飞机的响应状态。

4) 过程2：平直甲板滑跑

飞机在自身推力的作用下，沿平直段甲板滑跑加速。重点关注：飞机的加速特性(纵向过载)，以及飞机的姿态(含方向稳定性)。

5) 节点3：上板

在平直段甲板末端，飞机滑入斜甲板。重点关注：甲板型线/曲率变化对飞机(起落架系统)的冲击特性，以及飞机在冲击载荷作用下的姿态响应特性[21]。

6) 过程3：斜甲板滑跑

飞机在自身推力的作用下，沿斜甲板滑跑加速。重点关注甲板型线/曲率变化对飞机姿态的影响[22]。

7) 节点4：离板

飞机滑跑至甲板末端，在自身推力作用下离板。重点关注：飞机离板瞬间的速度特性，以及飞机离板瞬间的姿态特性(角度、角速度)。

8) 过程4：离板飞行

飞机依靠自身推力，离板飞行并建立姿态。重点关注：飞机加速特性(纵/法向过载、空速及爬升率)，以及飞机姿态特性(角度、角速度)[23]。

9) 节点5：离板3 s

飞机依靠自身推力，离板飞行3 s。重点关注：飞机加速特性(纵/法向过载、空速及爬升率)，以及飞机姿态特性(角度、角速度)。

2.2 滑跃起飞动力学和运动学特性

从动力学及运动学角度来讲，滑跃起飞的本质就是飞机在各种载荷(力和力矩)以及斜甲板的共同作用下，进行加速滑跑并建立适当姿态的过程。

在滑跃起飞的整个过程中，飞机所受各向载荷(力和力矩)的时序图如图1所示。

图1 滑跃起飞过程中飞机各向载荷时序图Fig.1 Time sequence diagram of aircraft load in all directions during ski-jump take-off

3 影响滑跃起飞的关键因素分析

3.1 甲板风场

滑跃起飞过程中，甲板风场的主要作用是辅助飞机增大空速，满足离舰起飞的气动力需求。在实际使用和飞行过程中，关于甲板风场需重点关注3类问题：

1) 舰艏气流扰动

在评估滑跃起飞特性时，通常采用固定矢量的甲板风场(大小、方向)进行计算分析，但实际甲板风场的风场矢量分布受甲板型线(上翘斜甲板)、舰船运动以及突风等因素的影响，往往和理想流场存在差异。在设计及计算过程中，应尽可能结合船体流场数字仿真及试验结果，修正滑跃起飞气动力模型，避免由此带来的偏差[24-25]。

2) 滑跃跑道与甲板中轴线夹角

一般认为甲板风场沿甲板中线，逆航向流动。带夹角的滑跑过程，不可避免的使飞机产生侧滑及侧向气动载荷。在小速度滑跑并配合飞行员前轮操纵保持航向的情况下，该侧向载荷并不足以影响飞机的航向稳定性。但在边界极限使用工况(极限重量、极限甲板风等)以及部分特殊情况下(如前轮非承载，导致轮胎失去保持航向能力)，侧向气动载荷仍需加以考虑[26]。

3) 甲板风限制

通常情况下，基于对飞机离舰空速的需求，一般只规定甲板风的下限，即最小甲板风需求。但在某些特殊情况下，如飞机小重量、后重心、并且发动机提供抬头力矩的情况下，较大的正迎头甲板风会促使飞机在滑跑过程中较早抬头，对起落架承载及操纵特性带来影响[27]。因此，针对特定的边界或极限使用工况，应考虑甲板风的使用上限。

3.2 发动机

1) 推力

发动机提供充足且稳定的推力是飞机获得良好加速特性及相应离舰速度的重要保证。

一般情况下，配置两台发动机的舰载机，对称的双发推力并不会产生额外力矩。但在一些特殊情况下，如寿命影响导致的推力非对称衰减、起飞过程中的单发失效等，则需重点考虑由此带来的偏航和滚转力矩。同时，大气温度和发动机暖机对推力的影响同样需要重点考虑[28-29]。

2) 推力矩

通常情况下，发动机推力线与飞机重心均存在一定偏离。即使按照推力线过重心设计的飞机，在不同外挂配置及重量条件下，重心的垂向偏离仍会带来额外的推力矩。通过相关型号的试验试飞发现，对于推力线不过重心的情况，推力所产生的力矩(抬头或低头力矩)，对起落架承载特性、飞机离舰俯仰特性均有一定影响。尤其是在飞机小重量、后重心的情况下，推力产生的抬头力矩对滑跃起飞过程的影响是不能忽略的[30-32]。

3) 转子进动

在起飞滑跑过程中，发动机的转子高速旋转，受陀螺进动效应的影响，会给飞机带来不同程度的偏航力矩，如图2所示。不同型号的发动机由于转子旋转方向的差异，其进动效应也会有所不同。

图2 发动机转子进动效应示意图Fig.2 Schematic diagram of engine rotor precession effect

在甲板滑跑阶段，前起落架轮胎与甲板面的侧向摩擦力足以克服进动偏航力矩[21]；离板后，受空速增大影响，各操纵面效率提升，进动效应亦不明显。而在轮胎与甲板面结合程度欠佳(如前轮不承载)以及短跑道(空速较小)的情况下，进动效应带来的偏航力矩则需加以考虑[33-35]。

3.3 起落架系统

3.3.1 缓冲器

前、主起落架是支撑飞机滑跑、吸收甲板面(地面)冲击载荷的重要系统。就目前主流舰载机型号而言，主要采用油-气混合双腔缓冲器，油-气混合单腔缓冲器以及为保证飞机姿态而设计的油-气混合二级气塞式双腔缓冲器[36]。

缓冲器内部受力主要包括3个方面：

1) 空气弹簧力

空气弹簧力的主要作用是吸收地面冲击载荷，空气弹簧载荷可根据静压曲线插值计算，也可根据公式进行计算[37]。某典型舰载机起落架的缓冲器静压曲线如图3和图4所示。

图3 前起落架缓冲器静压曲线Fig.3 Static pressure curve of nose landing gear absorber

空气弹簧力计算公式[38]为

(1)

式中：Fa表示空气弹簧力；Aa表示压气面积；Patm表示标准大气压；P0表示缓冲器气腔初始充填压强；u表示起落架缓冲器压缩量；V0表示缓冲器气腔初始充填体积；γ表示空气多变指数。

2) 液油阻尼力

油液阻尼力的主要作用是通过油孔的缩流阻尼效应，耗散地面冲击载荷能量。典型的油液阻尼力计算公式[39]为

(2)

3) 内部摩擦力

缓冲器内部摩擦力根据不同的结构形式及充填参数有所不同。其中，滑动摩擦力载荷水平一般按照空气弹簧力的8%～12%计算，其方向与油液阻尼力相同。而静摩擦力的载荷水平要高于滑动摩擦，在地面停放、承重的过程中，应按照静摩擦力计算缓冲器载荷。

摩擦力对于缓冲器的压缩量、轮胎承载状态以及飞机的俯仰姿态等均有影响。在设计、计算及分析过程中，缓冲器内部摩擦力不应被忽略[38]。

3.3.2 轮胎

轮胎作为起落架系统的重要组成部分，在起飞滑跑过程中，主要起到承载、缓冲和操纵的作用。在此过程中，轮胎受力主要包括2个方面：

1) 地面/甲板面支反力

计算轮胎支反力时，根据其结构特性及受载过程，按照压缩量对静压曲线插值即可。某典型舰载机起落架的轮胎静压曲线如图5所示。

图5 典型轮胎静压曲线Fig.5 Static pressure curves of typical tire

2) 摩擦力

摩擦力包括沿轮胎滚动方向的滚动摩擦力以及偏航导致的侧向力。其中，滚动摩擦计算相对简单，按照常规支反力与摩擦系数相乘即可。需注意的是，航母甲板面的摩擦系数一般比陆基常规跑道大，在计算分析时需要加以考虑。

另一方面，由于飞机的偏航运动，必然导致轮胎承受地面侧向载荷，弹性轮胎的力学试验研究表明，弹性轮胎的侧向力与轮胎侧偏角之间存在如下关系[39]：

(3)

式中：S为轮胎侧向力；st为轮胎压缩量；D为轮胎外直径；W为轮胎宽度；p为轮胎实际充气压力；pr为轮胎额定充气压力；θs为轮胎侧偏角；Cc为轮胎偏航系数，取决于轮胎类型。

3.3.3 起落架系统的动力学模型及建模特点

起落架系统(主要包含缓冲器和轮胎)作为起飞滑跑过程中的主要承载部件，其计算的准确性对整个起飞过程的评估分析起决定性作用，尤其在滑跃/弹射起飞等涉及起落架系统载荷突卸、受迫运动等载荷高频、大幅波动的情况下，更是如此[5-6]。

1) 滑跃过程的载荷突卸

典型的起滑前飞机受力情况如图6所示。

图6 起滑受力简图Fig.6 Forces on aircraft before taking off

起滑前，飞机双发推力稳定，受止动轮挡约束，飞机处于受力平衡状态。起滑瞬间，止动轮挡向前翻倒，平衡状态约束飞机的水平止动载荷瞬时卸载，由此载荷产生的低头力矩同步卸载。飞机在其他载荷的作用下，向前加速运动，并同步迅速抬头。此过程称为滑跃起飞的载荷突卸。止动载荷的突然卸载会导致前起落架缓冲器活塞杆迅速伸出，即突伸现象[40]。某典型舰载机起落架的载荷突卸及突伸过程，前起落架缓冲器压缩量如图7所示。

图7 止动载荷突卸导致的突伸过程Fig.7 Fast extension due to locking load discharge

起落架的突伸必然导致压缩量的减小，严重时会导致轮胎与甲板面脱离，出现起落架非承载现象。同时，轮胎也将失去通过侧向摩擦抑制偏航及发动机进动效应的能力。因此，在发动机存在较大进动效应以及依靠轮胎承载情况切换飞机控制律状态的情况下，需严格监控该过程[41-42]。

突伸结束后，飞机应迅速回落，起落架轮胎恢复到与甲板面的良好接触状态。

2) 滑跃过程的受迫运动

在常规陆基起飞过程中，随滑跑速度增大，升力作用逐渐凸显，起落架载荷随之减小。但在滑跃起飞过程中，随飞机滑至上翘斜甲板，起落架系统在甲板型线的作用下做受迫压缩运动。缓冲器及轮胎压缩量均出现短时迅速增大的情况。某典型舰载机的起落架受迫运动过程及缓冲器受迫压缩过程如图8和图9所示。

图8 起落架受迫运动过程Fig.8 Landing gear compression process

图9 缓冲器受迫压缩过程Fig.9 Buffer compression process

在此过程，需重点监测飞机受迫俯仰运动及缓冲器压缩状态，防止飞机出板瞬间产生非受控的姿态运动。

3) 典型的起落架系统建模特点

起落架系统建模的合理性及正确性是准确评估滑跃起飞过程动力学和运动学特性的重要保证。

建立起落架模型的关键除包含上节中提到的各向载荷、力矩的计算外，还需根据起落架的安装位置，结构尺寸以及运动关系构建准确的运动学模型[43-44]。

任何动力学、运动学的建模过程，都会伴有或多或少的简化。但在尚未明确起降特性及差异之前，特别是对于新的飞机平台以及新的起飞方式(如弹射起飞、短距起飞)，起落架系统的建模还应尽可能真实。尤其对起落架受力点位置，结构安装尺寸等数据，不应盲目简化[45]。

在滑跃起飞过程中，由于止动轮挡载荷突卸，可能导致前起落架轮胎与甲板面分离，此时双侧主起落架几乎(发动机推力以及气动力仍存在向上分量)承担了飞机的全部重量。在计算主起落架轮胎支反力对重心的力矩时，需注意轮胎受力点的准确位置，这对评估主起落架支反力抑制飞机俯仰特性至关重要[46]。

3.4 操纵系统

3.4.1 纵向配平

对于滑跃起飞而言，纵向配平的根本目的是为飞机的起飞提供所需的气动俯仰力矩。

在不同的起飞工况下，可在滑跃起飞过程中，采用相同的预置驾驶杆配置平尾偏度的配平方式。统一配平准则的优点是简化操作，而缺点则是无法发挥舰载机最大的起飞能力。随着新型外挂物的增多、控制律方案的变化以及对平台起飞作战能力需求的进一步提升，如何调整、优化纵向配平方案使其能够适应多样化的舰上使用工况，仍需重点加以考虑[47]。

3.4.2 操纵杆自平衡

滑跃起飞过程中，飞机的纵向加速度最高可达约0.7g左右。受惯性力以及机械间隙影响，驾驶杆会向后倾倒，这种现象在双舱、双驾驶杆乃至弹射起飞(纵向过载可达5g左右)[48]的情况下尤为明显。

在加速滑跑过程中，驾驶杆受惯性作用突破启动力后，惯性与机械间隙使杆位移发生变化，而采用前后舱双杆配置的双座飞机，进一步加大了杆位移变化量。为解决这种现象，可采用集成中央杆，内部设计自平衡机构，保证纵向推杆和拉杆时杆力的对称性以及承受纵向过载时驾驶杆的稳定性。